La relación de derivación ( BPR ) de un motor turbofan es la relación entre el caudal másico de la corriente de derivación y el caudal másico que ingresa al núcleo. [1] Una relación de derivación de 10:1, por ejemplo, significa que 10 kg de aire pasan a través del conducto de derivación por cada 1 kg de aire que pasa a través del núcleo.
Los motores turbofan generalmente se describen en términos de BPR, que junto con la relación de presión del motor , la temperatura de entrada de la turbina y la relación de presión del ventilador son parámetros de diseño importantes. Además, el BPR se cotiza para instalaciones de turbohélice y ventiladores sin conductos porque su alta eficiencia propulsora les otorga las características de eficiencia general de los turbofanes de derivación muy alta. Esto permite mostrarlos junto con los turbofan en gráficos que muestran tendencias de reducción del consumo específico de combustible (SFC) con un aumento del BPR. BPR también se cotiza para instalaciones de ventiladores de elevación donde el flujo de aire del ventilador está alejado del motor y no toca físicamente el núcleo del motor.
La derivación proporciona un menor consumo de combustible para el mismo empuje, medido como consumo de combustible específico del empuje (gramos/segundo de combustible por unidad de empuje en kN usando unidades SI ). El menor consumo de combustible que conlleva unas relaciones de derivación altas se aplica a los turbohélices , que utilizan una hélice en lugar de un ventilador con conductos. [2] [3] [4] [5] Los diseños de derivación alta son el tipo dominante para aviones comerciales de pasajeros y transportes a reacción tanto civiles como militares.
Los aviones ejecutivos utilizan motores BPR medianos. [6]
Los aviones de combate utilizan motores con bajas relaciones de derivación para lograr un equilibrio entre la economía de combustible y los requisitos del combate: altas relaciones potencia-peso , rendimiento supersónico y capacidad de utilizar postquemadores .
Si toda la potencia del gas de una turbina de gas se convierte en energía cinética en una tobera propulsora, el avión se adapta mejor a altas velocidades supersónicas. Si todo se transfiere a una gran masa de aire separada con baja energía cinética, el avión se adapta mejor a velocidad cero (en vuelo estacionario). Para velocidades intermedias, la potencia del gas se comparte entre una corriente de aire separada y el propio flujo de la tobera de la turbina de gas en una proporción que proporcione el rendimiento requerido del avión. Los primeros aviones a reacción eran subsónicos y ya en 1936 se comprendió la mala idoneidad de la tobera propulsora para estas velocidades debido al alto consumo de combustible y se propuso un bypass (patente británica 471.368). El principio subyacente detrás del bypass es cambiar la velocidad de escape por un flujo másico adicional que aún proporciona el empuje requerido pero usa menos combustible. Frank Whittle lo llamó "acelerar la corriente". [7] La energía se transfiere del generador de gas a una masa extra de aire, es decir, a un chorro propulsor de mayor diámetro, que se mueve más lentamente. El bypass distribuye la potencia mecánica disponible a través de más aire para reducir la velocidad del chorro. [8] La compensación entre flujo másico y velocidad también se ve en hélices y rotores de helicópteros al comparar la carga del disco y la carga de potencia. [9] Por ejemplo, el mismo peso de un helicóptero puede ser soportado por un motor de alta potencia y un rotor de pequeño diámetro o, para menos combustible, un motor de menor potencia y un rotor más grande con menor velocidad a través del rotor.
La derivación generalmente se refiere a la transferencia de energía de gas desde una turbina de gas a una corriente de aire de derivación para reducir el consumo de combustible y el ruido del avión. Alternativamente, puede ser necesario un motor de postcombustión donde el único requisito para la derivación sea proporcionar aire de refrigeración. Esto establece el límite inferior para BPR y estos motores han sido llamados turborreactores con "fugas" o de purga continua [10] (General Electric YJ-101 BPR 0.25) y turborreactores de BPR bajo [11] (Pratt & Whitney PW1120). También se ha utilizado un BPR bajo (0,2) para proporcionar un margen de sobretensión y enfriamiento del postquemador para el Pratt & Whitney J58 . [12]
En un motor de derivación cero (turborreactor), los gases de escape a alta temperatura y alta presión se aceleran mediante expansión a través de una boquilla propulsora y producen todo el empuje. El compresor absorbe toda la potencia mecánica producida por la turbina. En un diseño de derivación, turbinas adicionales impulsan un ventilador con conductos que acelera el aire hacia atrás desde la parte delantera del motor. En un diseño de alto bypass, el ventilador con conductos y la boquilla producen la mayor parte del empuje. Los turbofan están estrechamente relacionados con los turbohélices en principio porque ambos transfieren parte de la potencia de gas de la turbina de gas, utilizando maquinaria adicional, a una corriente de derivación, dejando menos para que la boquilla caliente la convierta en energía cinética. Los turbofan representan una etapa intermedia entre los turborreactores , que obtienen todo su empuje de los gases de escape, y los turbohélices que obtienen un empuje mínimo de los gases de escape (normalmente el 10% o menos). [13] Extraer la potencia del eje y transferirla a una corriente de derivación introduce pérdidas adicionales que se compensan con creces con la eficiencia propulsora mejorada. El turbohélice en su mejor velocidad de vuelo ofrece importantes ahorros de combustible en comparación con un turborreactor, aunque se agregaron una turbina adicional, una caja de cambios y una hélice a la boquilla propulsora de bajas pérdidas del turborreactor. [14] El turbofan tiene pérdidas adicionales debido a sus turbinas adicionales, ventilador, conducto de derivación y boquilla propulsora adicional en comparación con la boquilla única del turborreactor.
Para ver la influencia del aumento de BPR por sí solo en la eficiencia general de la aeronave, es decir, SFC, se debe utilizar un generador de gas común, es decir, no hay cambios en los parámetros del ciclo Brayton ni en las eficiencias de los componentes. Bennett [15] muestra en este caso un aumento relativamente lento en las pérdidas que transfieren potencia al bypass al mismo tiempo que una rápida caída en las pérdidas por escape con una mejora significativa en el SFC. En realidad, los aumentos de la BPR a lo largo del tiempo van acompañados de aumentos en la eficiencia de los generadores de gas que enmascaran, hasta cierto punto, la influencia de la BPR.
Sólo las limitaciones de peso y materiales (por ejemplo, la resistencia y los puntos de fusión de los materiales en la turbina) reducen la eficiencia con la que una turbina de gas turbofan convierte esta energía térmica en energía mecánica, mientras que los gases de escape aún pueden tener energía disponible para ser extraído, cada estator y disco de turbina adicional recupera progresivamente menos energía mecánica por unidad de peso, y al aumentar la relación de compresión del sistema al agregarlo a la etapa del compresor para aumentar la eficiencia general del sistema, se aumentan las temperaturas en la cara de la turbina. Sin embargo, los motores de alto bypass tienen una alta eficiencia propulsora porque incluso un ligero aumento de la velocidad de un volumen muy grande y, en consecuencia, de una masa de aire, produce un cambio muy grande en el impulso y el empuje: el empuje es el flujo másico del motor (la cantidad de aire que fluye a través de el motor) multiplicado por la diferencia entre las velocidades de entrada y escape en (una relación lineal), pero la energía cinética del escape es el flujo másico multiplicado por la mitad del cuadrado de la diferencia de velocidades. [16] [17] Una carga de disco baja (empuje por área de disco) aumenta la eficiencia energética de la aeronave y esto reduce el uso de combustible. [18] [19] [20]
El motor turbofan Rolls-Royce Conway , desarrollado a principios de la década de 1950, fue un ejemplo temprano de motor de derivación. La configuración era similar a un turborreactor de 2 carretes, pero para convertirlo en un motor de derivación estaba equipado con un compresor de baja presión de gran tamaño: el flujo a través de la parte interior de las palas del compresor entraba en el núcleo mientras que la parte exterior de las palas soplaba. aire alrededor del núcleo para proporcionar el resto del empuje. La relación de derivación del Conway varió entre 0,3 y 0,6 según la variante [21]
El crecimiento de las relaciones de derivación durante la década de 1960 dio a los aviones de pasajeros una eficiencia de combustible que podía competir con la de los aviones propulsados por pistones. Hoy en día (2015), la mayoría de los motores a reacción tienen algún bypass. Los motores modernos de aviones más lentos, como los aviones de línea, tienen relaciones de derivación de hasta 12:1; en aviones de mayor velocidad, como los cazas , las relaciones de derivación son mucho más bajas, alrededor de 1,5; y las naves diseñadas para velocidades de hasta Mach 2 y algo superiores tienen relaciones de derivación inferiores a 0,5.
Los turbohélices tienen relaciones de derivación de 50-100, [2] [3] [4] aunque el flujo de aire de propulsión está menos claramente definido para las hélices que para los ventiladores [22] y el flujo de aire de la hélice es más lento que el flujo de aire de las boquillas del turbofan. [20] [23]
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